(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
拡散接合する超塑性金属製シート材を複数枚積層して成形金型にセットし、拡散接合による接合工程これに続く超塑性成形工程により前記積層シート材を所望の形状部材に成形する超塑性金属の一体成形方法において、前記成形金型内の所定位置に拡散接合する超塑性金属の他のシート材を配設し、該他のシート材の片面に、溶接等によって結合された前記積層シート材の一方端部を当接する態様で前記成形金型にセットし、前記超塑性成形工程時、前記他のシート材が、前記積層シート材を介して前記成形金型の形状に倣う態様で押接されるとともに、前記積層シート材と拡散接合により一体化されてなることを特徴とする超塑性金属の一体成形方法。
【請求項２】
前記成形金型は上金型と下金型とで構成され、該上金型と下金型間に前記積層シート材をセットするとともに接着剤等が塗布された金属箔等を固定し、該金属箔等に前記接着剤等を介して貼着された前記他のシート材を前記成形金型内に配設してなることを特徴とする請求項１に記載の超塑性金属の一体成形方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明が属する技術分野】
本発明は、チタン合金等の超塑性金属を用いて航空機前縁部などを成形する場合に適した超塑性金属の一体成形方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
チタン合金等の超塑性金属を用いた航空機前縁部などの従来の成形方法は、図６に示すように、超塑性金属材のシート１００ａ〜１００ｄからなる積層体１００のうちのコアシート１００ｂ，１００ｃの適宜部位に接合防止材を塗布するなどして、同図では航空機前縁部の形状に成形する成形金型１０１の上金型１０１ａと下金型１０１ｂ間に、この積層体１００を、その両端が挟持される態様でセットし、拡散接合等による接合工程これに続く超塑性成形工程により一体成形させるものである。尚、同図中の矢印は、超塑性成形されるとき、積層体１００の膨張を表したものである。
【０００３】
そして、成形後、図７に示すように、成形金型１０１に挟持された積層体１００の両端、とりわけ端部１０２の方は、航空機前縁部１０３の先端部１０３ａが形成されるところであり、したがって、離型後、先端部１０３ａに付着している端部１０２を同図（Ｂ）のように切り取って、先端部１０３ａをトリム加工及び手作業をして仕上げる。或いはまた、端部１０２を切り取る際に、図８に示すように、航空機前縁部１０３の先端部１０３ａを含む適宜部位（同図（Ｂ）のＸ−Ｘで示す）で切り取って、切り取られた航空機前縁部１０３に、機械加工等によって製作された同形の部材１０４を溶接或いは打鋲などで付設する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、従来の上記成形方法のうち、成形後にトリム加工及び手作業の追加工程で仕上げる方法では、当該追加工程による工数やコストの増加はもとより、航空機前縁部の先端部がトリム加工による突き合わせとなるためにこの部位での肉厚が十分確保できない場合があり、また、この部位での仕上がり具合によっては空力特性を損なう場合もあり得る。さらに、先端部の内側に鋭い切欠き状の窪みが形成されることが避けられず、この部分の機械的特性の低下が懸念される。
一方、同形の部材を溶接或いは打鋲する追加工程で対応する方法では、上記同様に追加工程による工数やコストの増加はもとより、溶接の熱による形状のゆがみ、打鋲のための専用治具を心配しなければならないし、また、溶接或いは打鋲後のこの部位での仕上がり具合によっては空力特性を損なう場合もあり得る。
【０００５】
本発明の目的は、成形後に外表面に特別の追加工程を要せず、製造コストの低減が図れる超塑性金属の一体成形方法を提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するために、本発明の請求項１に係る超塑性金属の一体成形方法は、拡散接合する超塑性金属製シート材を複数枚積層して成形金型にセットし、拡散接合や液相拡散接合による接合工程これに続く超塑性成形工程により積層シート材を所望の形状部材に一体に成形する方法であり、成形金型内の所定位置に拡散接合する超塑性金属の他のシート材を配設し、この他のシート材の片面に、例えばＴｉｇ溶接或いは拡散接合によって結合された積層シート材の一方端部を当接する態様で成形金型にセットし、超塑性成形工程時、他のシート材の片面が、供給ガス圧によって膨らむ積層シート材を介して、成形金型の形状に倣う態様で押接されるとともに、積層シート材と拡散接合により一体化されるようにしたものであり、かかる方法によれば、積層シート材の一方端部が他のシート材と共に成形金型の形状に倣って成形されるために、成形後に特別の追加工程を要せず、ほぼ仕上がり品の形態で成形され、工数的にもコスト的にも従来方法に比べ優れている。
【０００７】
また、本発明の請求項２に係る超塑性金属の一体成形方法は、成形金型が上金型と下金型とで構成され、これら上金型と下金型間に積層シート材をセットするとともに、例えばセラミック接着剤等が塗布された金属箔や金属シートを固定し、この金属箔等に接着剤等を介して貼着された他のシート材を成形金型内に配設するようにしたもので、これにより、セット時に、他のシート材に対する積層シート材の一方端部の位置ずれ防止ができる。
尚、上記接着剤等は、成形後容易に取り除けるものが用いられる。
【０００８】
【発明の実施の形態】
本発明の超塑性金属の一体成形方法に係る実施の形態を図１〜５を参照して説明する。
本成形方法に係る実施の形態は、航空機前縁部（所望の形状部材）を成形する場合のものであるが、このようなものに限らないことはもちろんである。
本成形方法による航空機前縁部の成形工程では、まず、図１に示すような状態で、積層体（積層シート材）１及び他のシート材２等が、航空機前縁部の形状に対応した成形金型３にセットされる。即ち、積層体１は、チタン合金（例えば、Ｔｉ−６ＡＬ−４Ｖ）の超塑性金属製材のシート材、本実施の形態では、シート１ａ〜１ｄの４枚を積層したものであるが、後の工程で超塑性成形加工を施すために、積層体１のコアシート１ｂ，１ｃの各両面の適宜な位置に、イットリウムなどの接合防止材を塗布するか又はインサート材でメッキ処理する（尚、図１において、便宜上、シート１ａ〜１ｄは隙間を空けて描かれている）。
【０００９】
因みに、例えば接合防止材塗布に際しては、同図に示すように、コアシート１ｂの上面の接合防止材の塗布域Ｐが、コアシート１ｃの上面の接合防止材の少なくとも一つの塗布域Ｑと側断面視互いに重なるように、更に、コアシート１ｃの上面の接合防止材の塗布域Ｑが、フェイスシート１ｄの上面の接合防止材の少なくとも一つの塗布域Ｒと側断面視互いに重なるようにする。そして、塗布域ＰとＱが重なるところ、及び塗布域ＱとＲが重なるところに、同図に示すように、少なくとも一つのガス孔が、コアシート１ｃ，１ｄにそれぞれ穿設されていて、これにより、塗布域Ｐ〜Ｒがガス孔を通じて連通する。尚、本実施の形態では、シート１ａの、当該シート１ａがセットされる後述の上金型３ａと下金型３ｂ間の他方側で、シート１ｂの塗布域Ｐに通ずるところにガス孔１ｅが穿孔され、かかるガス孔１ｅは、上金型３ａの他方側に設けられたガス給排孔３ｃに連通している。
【００１０】
このような積層体１は、上述のように上金型３ａと下金型３ｂとで構成される成形金型３に、これら上金型３ａと下金型３ｂ間にその端部を当接して挟持されてセットされるのであるが、本発明では、この成形金型３内に、例えばチタン合金の他のシート材２を配設し、この他のシート材２に当該積層体１の一方端部１１を当接させ、その端部は成形金型３には直接当接させない態様でセットされるようになっている。即ち、上金型３ａと下金型３ｂ間の一方側（図１では左方側）に、例えばチタン合金の金属箔４を挟持し、挟持された側とは反対側の、成形金型３内に突出した当該金属箔４の折曲部４ａに、セラミック接着剤５が塗布され、かかる接着剤５を介して貼着された他のシート材２が成形金型３内に配設される。
【００１１】
そして、他のシート材２は、図２に示すように、幅狭の板状部材が湾曲加工されおり、このような他のシート材２の湾曲内壁（片面）２ａの略中央に、例えばＴｉｇ溶接或いは拡散接合によって結合された積層体１の一方端部１１が当接する態様で成形金型３にセットされ、一方、積層体１の他方端部は、上金型３ａと下金型３ｂ間の他方側（同図では右方側）に、従来通りセットされる。
【００１２】
このようにして成形金型３内にセットされた積層体１に対し、最初に、成形金型３の空間６，７内を不活性ガスで置換するとともに、上金型３ａのガス給排孔３ｃを通じて塗布域Ｐ〜Ｒを真空引きした後、温度９００〜９２０゜Ｃの加熱炉（図示せず）で加熱する。当該温度に達した後、空間６，７内の不活性ガス圧を所定圧に高めて、積層体１の各シート１ａ〜１ｄを拡散接合する。但し、各シート１ａ〜１ｄ間における上記塗布域Ｐ〜Ｒでは、拡散接合が阻止される。拡散接合の完了後、空間６，７内の不活性ガスを排出する。
【００１３】
そして、今度は、成形金型３のガス給排孔３ｃから積層体１の塗布域Ｐ〜Ｒに不活性ガスを供給して超塑性成形加工を施す。超塑性成形の加工条件は、温度９００゜Ｃの下で、ガス圧力が歪速度１０−３〜１０−４／秒を得られるように設定することが好ましい。超塑性成形加工では、塗布域Ｐ〜Ｒに供給された不活性ガスによって積層体１が超塑性変形を起こし、成形金型３の空間６，７内に膨張する（図１の矢印で表している）結果、航空機前縁部の形状に対応した形状が形成される。このとき、成形金型３内の他のシート材２は、図３に示すように、積層体１の膨張に従って、同図（Ａ）の状態から同図（Ｂ）の状態になって積層体１の最外面が他のシート材２に接触し、次第に積層体１によって他のシート材２の湾曲内壁２ａが押し広げられて同図（Ｃ）の状態になる。そして、更に、積層体１が膨張し、他のシート材２は、成形金型３の内壁形状に倣うように押接されると同時に、積層体１との間で拡散接合されて同図（Ｄ）の状態になる。尚、上記金属箔４の折曲部４ａもまた、同時に拡散接合される。
【００１４】
超塑性成形加工後、加熱炉から取り出して、不活性ガスを排出し、航空機前縁部の成形品を成形金型３から離型すると、図４のような状態で成形品Ａが得られる。このとき、航空機前縁部の成形品Ａの先端部Ｂは、成形後に従来のような特別の追加工程を要せず、ほぼ仕上がり品の形態で得られる。ところで、上記成形品で、同図中、ハニカム構造を形成しているリブ８，９等は、当該形状に対応してコアシート１ｂ，１ｃに塗布する接合防止材の塗布域Ｐ〜Ｒを、適宜な配置にすることによって定まる。尚、かかるリブ８，９等は、防氷ダクトなどに用いられるものである。そして、成形品の離型後、不要部位を削除したり、或いは適宜なバリ取り処理などしたりして最終の成形品、即ち、航空機前縁部が得られる。
【００１５】
ところで、本発明のように他のシート材２を用いると、当該他のシート材２を複数枚重ねたり、その厚みを按配したりして、ある特定の部位、本実施の形態では、航空機前縁部の先端部Ｂを補強することが容易にでき、強度向上が得られる利点がある。
【００１６】
【発明の効果】
本発明の超塑性金属の一体成形方法によれば、成形後に特別の追加工程を要せず、ほぼ仕上がり品の形態で得られ、工数的にもコスト的にも従来方法に比べ安価に製作できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の実施の形態に係る超塑性金属の一体成形方法を実施する超塑性金属材の成形金型へのセット図である。
【図２】  図２の他のシート材の形状図である。
【図３】  本成形方法での超塑性加工工程の説明図である。
【図４】  本成形方法で成形金型から離型された成形品の側断面図である。
【図５】  従来の成形方法を実施する超塑性金属材の成形金型へのセット図である。
【図６】  従来の成形方法で成形された成形品の追加加工例の説明図である。
【図７】  従来の成形方法で成形された成形品の他の追加加工例の説明図である。
【符号の説明】
１                      積層体（積層シート材）
１ａ〜１ｄ              シート
２                      他のシート材
２ａ                    湾曲内壁（片面）
３                      成形金型
３ａ                    上金型
３ｂ                    下金型
４                      金属箔
５                      接着剤
１１                    一方端部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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